A flight control system (10) for an aircraft comprises a flight control computer system (12), which is connected via an electronic or optoelectronic bus system (22) with a plurality of bus nodes (14, 16, 18, 20), which each are configured to at least one of controlling an associated aircraft device based on command messages received from the flight control computer system via the bus system and sending information messages to the flight control computer system via the bus system. According to one aspect of the invention, the electronic or optoelectronic bus system is a redundant electronic or optoelectronic bus system (22) comprising plural independent bus sub-systems (22a, 22b), wherein each bus node is configured to communicate with the flight control computer system (12) via two different bus sub-systems (22a, 22b) of the plural independent bus sub-systems, wherein each bus node further is configured to communicate with the flight control computer system on basis of an associated predetermined bus communication protocol via a first bus sub-system (22a) of the respective two different bus sub-systems, and on basis of an associated predetermined bus communication protocol via a second bus sub-system (22b) of the respective two different bus sub-systems.
L'invention concerne un système de commande de vol (10) pour un aéronef, qui comprend un système informatique de commande de vol (12) qui est relié par l'intermédiaire d'un système de bus électronique ou optoélectronique (22) avec une pluralité de nœuds de bus (14, 16, 18, 20), qui sont chacun conçus pour commander un dispositif d'aéronef associé sur la base de messages de commande reçus du système informatique de commande de vol par l'intermédiaire du système de bus et envoyer des messages d'informations au système informatique de commande de vol par l'intermédiaire du système de bus. Selon un aspect de l'invention, le système de bus électronique ou optoélectronique est un système de bus électronique ou optoélectronique redondant (22) comprenant plusieurs sous-systèmes de bus indépendants (22a, 22b), chaque nœud de bus étant conçu pour communiquer avec le système informatique de commande de vol (12) par l'intermédiaire de deux sous-systèmes de bus différents (22a, 22b) de la pluralité de sous-systèmes de bus indépendants, chaque nœud de bus étant en outre conçu pour communiquer avec le système informatique de commande de vol sur la base d'un protocole de communication de bus prédéterminé associé par l'intermédiaire d'un premier sous-système de bus (22a) des deux sous-systèmes de bus différents respectifs, et sur la base d'un protocole de communication de bus prédéterminé associé par l'intermédiaire d'un second sous-système de bus (22b) des deux sous-systèmes de bus différents respectifs.
FAULT TOLERANT AIRCRAFT FLIGHT CONTROL SYSTEM
SYSTÈME DE COMMANDE DE VOL D'AÉRONEF INSENSIBLE AUX DÉFAILLANCES
25.08.2022
Patent
Elektronische Ressource
Englisch
IPC: | B64C AEROPLANES , Flugzeuge / B64D Ausrüstung für Flugzeuge , EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT / G05D SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES , Systeme zum Steuern oder Regeln nichtelektrischer veränderlicher Größen / H04L TRANSMISSION OF DIGITAL INFORMATION, e.g. TELEGRAPHIC COMMUNICATION , Übertragung digitaler Information, z.B. Telegrafieverkehr |
Europäisches Patentamt | 2022
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